симс (Симс Ч.Т., Норман С.С., Уильям С.Х., - 1995 Суперсплавы II. Жаропрочные материалы для аэрокосмических и промышленных энергоустановок. Том 1), страница 10

(при данном наборе его сос- 52 тавляющих и других параметров цикла) за счет увеличения температуры на входе турбины. Колгбикированиые ' циклы Более мощное влияние температуры входа турбины на тепловой к.п.д. можно наблюдать, если брайтоновский цикл скомбинирован с другими циклами (например, Рэнкина), превращающими тепло точки гз' в дополнительную полезную работу. Главная газовая турбина не в состоянии превратить энергию этого сравнительно горячего воздуха в работу, поскольку не остается перепада давлений, необходимого для привода дополнительных ступеней турбины.

Горячие выхлопные газы можно использовать в нагревателях отработанного пара, который, расширяясь, в свою очередь проходит через паровые турбины в соответствии с циклом Рзнкина. Последний является добавочным и становится завершением цикла основного брайтоновского. Влияние добавочного цикла на основной ограничивается небольшим ростом обратного давления, что очень мало изменяет к.п.д., мощность и температуру выхода.

Рост температуры в точке с приводит к ее росту в точке хг', что в худшем случае не изменяет к.п.д. основного цикла. Повышение температуры в точке сг' можно использовать для дополнительной работы, подключив бойлер и паровую турбину. При комбинированном цикле выигрыш в тепловом к.п,д. за счет повышения температуры на входе газовой турбины может быхь очень существенным (рис. 2.6). Рис.2.6. Зависимость кл.д. цикла Брайтона-гапкина от температуры на входе турбины.

Условия работы: температура окружающей среды 15 оС; перепад давления 16; к.п.д. компрессора 88%; к.п.д. турбины 90%; интенсивность охлаждения возрастает с ростом тем- пературы ,ь 40 7700 1200 т,с 1500 Факторы, позволяюи4ие повысить телгпературу Применение суперсплавов расширяется, несмотря на высокие цены.

Причина — в значительном экономическом выигрыше, который возможен из-за малости зоны наиболее высоких тем- 53 иератур в составе самолета или энергоустановки. В современном авиадвигателе или газовой турбине примерно 45 г (0,09 фунта) суперсплава приходится на киловатт развиваемой мощности. Развиваемая мощность может возрасти на 4%, если температура входа турбины возрастает на 56 оС (см. рис.2.4). Если продажная цена газовой турбины назначается из расчета 100 дол. США за 1 кВт, подъем температуры на 56 оС мог бы повысить доход производителя турбин, добавив по 4 дол.

за каждый киловатт исходной (до усовершенствования) мощности турбины. Если увеличения температуры на 56оС на входе турбины достигали исключительно за счет усовершенствования материалов ее горячей зоны, дополнительная "рентабельная" плата за полкилограмма сплава составляла примерно 44 дол. Аналогичные вьподы от применения усовершенствованного сплава могут быть получены и в случае использования энергоустановок комбинированного цикла Брайтона — Рэнкина. Около 2 % стоимости ее турбин приходится на суперсплавы. Изучив последние данные о производстве электроэнергии, находим, что в среднем современная плата за 1 кВт ч (отражающая стоимость электростанции) 7,5 дол.

Разумная цена топлива — 75 дол./кВт ч. Согласно рнс. 2.6 увеличением температуры входа турбины на 56 оС можно увеличить к.п.д. на 2,25 % При указанных ценах на топливо и энергоустановку рентабельность сохраняется, даже если за счет роста температуры на входе турбины стоимость установки возрастает на 22,5% Если бы требовалось только усовершенствование материалов горячей зоны, одиннадцатнкратное увеличение стоимости ее материалов можно было бы допустить. Ожидается, что популярность подобных "рычагов" повышения температуры будет возрастать, ибо предпринимательство по конструированию двигателей становится более конкурентоспособным, а дефицит топлива — более острым. 2.2.

Детали и рабочая среда газовых турбин Детали горячей зоны современного авиадвигателя представлены на рис. Х7. Ниже дано описание камеры сгорания, узлов с вращающимися лопатками и узлов с неподвижными лопатками. Каиеры сгорания и переходные узлы В камере сгорания — сосредоточии самых высоких температ — Т > 1650 оС. На рис.

2.7 показана камера сгорания тур— кольцевого типа. Между внешней и внутреннеи стенкам и заключена часть кольцевого пространства, симметричного относительно оси двигателя. Выходя из компрессора, воздух проходит сквозь это пространство, смешиваясь здесь с топливом.

Смесь поджигается. Топливо вводится через форсунки, расположенные в конце камеры сгорания. Однажды подожженная искрой, топливовоздушная смесь продолжает гореть до тех пор, пока не будет перекрыто топливо. Управление тягой двигателя осуществляют главным образом за счет упавления подачей топлива в камеру сгорания. К моменту, ра когда наиболее разогретый газ достигает лопастей стан ионарных лопаток' первой ступени турбины, он уже смешан с избыточным охлаждающим воздухом компрессора и, разбавленный таким образом, поступает в турбину лри температурах от 950 оС (в газовых турбинах первого поколения) до 1500оС (в некоторых современных установках). Кольцевая камера сгорания "осевой" 'конструкции, изображенная на рис.

2.7, изготовлена из точеных колец суперсплава. В у толщенных сечениях, расположенных в определенном порядке по наружной и внутренней стенкам, имеются охлаждающие полости, сквозь которые продувается нагнетаемый компрессором воздух. Образованный таким образом тонкий слой относительно холодного воздуха в совокупности с конвекционным охлаждением защищают материал камеры сгорания от нагрева горячим газом. Разница в температуре металла и пламени может существенно превышать 850 С. Тепловое излучение от пламени к более холодному материалу камеры сгорания весьма значительно.

На внутреннюю поверхность камеры сгорания может быть нанесено теплозащитное покрытие. Оно образует теплоизолирующий н отражающий слой. В более ранних конструкциях авиадвигателей и газовых т рбин использовали "многокапсульные" камеры сгорания. тур Каждая капсула такой камеры сгорания — это цилиндр, стенки которого аналогичны таковым у кольцевых камер сгорания ' Для обозначения стационарных лопаток (яаиапагу аггуогуа) в англоязычной специальной литературе применяют термины тался или "паяягег".

Прим. перев. 55 авиадвигателей. В современных конструкциях применяют как единичные камеры сгорания, так и различные виды многокапсульных. В крупных промышленных турбинах, снабженных многокапсульными камерами сгорания, отдельные капсулы расположены по кольцу вокруг центральной оси двигателя и более или менее параллельны ей. Переход от выходного отверстия каждой из расположенных по кругу индивидуальных капсул к кольцу лопаток первой ступени турбины осуществлен промежуточными газопроводными трубками. Они изготовлены из листового материала (суперсплава), подобного материалу капсул камеры сгорания, но не требующего столь интенсивного охлаждения, поскольку газ в этом месте холоднее.

В истории конструирования камер сгорания инженеры постоянно имели дело с обширными площадями тонкого материала, контактирующего с раскаленной средой. Сгорание топлива может вызывать периодическое колебание давления, порождая проблемы малоцикловой усталости. Конструкторы решили избежать их, повысив жесткость и напряженность узлов камеры сгорания и тем самым подавив возможные собственные низкочастотные вибрации, которые процесс сгорания мог бы возбудить. Коль скоро камера сгорания содержит самые горячие газы, она должна выдерживать температурные перепады, возникающие при пуске и останове турбины. Механические напряжения, да и особенности охлаждения сдерживают своболное тепловое расширение в узлах камеры сгорания.

В результате возникают термические напряжения и процесс малоцикловой усталости. Конструкторам камеры сгорания, рассматривающим механические аспекты ее работы, приходится балансировать в своих решениях между необходимостью подавления многоцикловой усталости и свободой термического расширения. Последняя должна быть достаточно большой, иначе недопустимо малой окажется долговечность в режиме малоцикловой усталости.

Еще одна проблема — ползучесть. Давление воздуха вне камеры сгорания выше, чем внутри нее. Площадь поверхности камеры сгорания и связанной с нею сети газопроводов сравнительно велика. Поэтому небольшой перепал давления, действующий на этой поверхности, способен вызвать ползу- честь в тонких сечениях металла. Следовательно, материал для камеры сгорания и переходных газопроводов должен об- 57 падать деформируемостью, свариваемостью, пластичностью, которые бы обеспечивали необходимую стойкость против усталости, а также достаточным сопротивлением ползучести при температурах от 780 до 1000 оС, в зависимости от характера применения.

Желательно также, чтобы материал обладал низким коэффициентом термического расширения и достаточной износостойкостью. Коэффициенты термического расширения теплозашитного покрытия и корпуса камеры сгорания (илн промежуточного металлического слоя) должны быть близки.

Покрытие должно быть прочно связано с подложкой, иметь низкую теплопроводность и высокую отражательную способность. Направляющие лопатки стационарные направляющие лопатки первой ступени турбины расположены у выхода камеры сгорания и предназначены для того, чтобы ускорить горячий рабочий поток и развернуть его для входа в следующую, роторную часть под соответствующим углом. Через направляющие, или сопловые палатки первой ступени газы проходят с самой высокой скоростью.

Здесь температура газов снижается от температуры газового факела только за счет смешения с воздухом, поступающим от компрессора специально для этого смешения и охлаждения. На следующих ступенях температура рабочего потока понижается только за счет совершения работы. При такой рабочей среде требуется принудительное охлаждение металла сопловых лопаток первой ступени. Сопло турбины высокого давления (см. рис. 2.7) — это сегментная сборка, привинченная к камере сгорания.

Конвекция и отражение пламени в сочетании с пленочным охлаждением обеспечивают необходимое ограничение его температуры. Охлаждение сопловых лопаток первой ступени необходимо, поскольку температура поступающих в нее газов может постоянно превышать температуру плавления металла конструкций. Равномерное охлаждение по всей конструкции сопла, хотя и является одной из целей конструктора, по ряду причин практически неосуществимо.